DE2830502C3 - Missile control device - Google Patents
Missile control deviceInfo
- Publication number
- DE2830502C3 DE2830502C3 DE2830502A DE2830502A DE2830502C3 DE 2830502 C3 DE2830502 C3 DE 2830502C3 DE 2830502 A DE2830502 A DE 2830502A DE 2830502 A DE2830502 A DE 2830502A DE 2830502 C3 DE2830502 C3 DE 2830502C3
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- missile
- signal
- target
- sight
- line
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 208000004350 Strabismus Diseases 0.000 claims description 30
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 9
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- WPYVAWXEWQSOGY-UHFFFAOYSA-N indium antimonide Chemical compound [Sb]#[In] WPYVAWXEWQSOGY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 241000251730 Chondrichthyes Species 0.000 description 1
- 102100025269 DENN domain-containing protein 2B Human genes 0.000 description 1
- 101000722264 Homo sapiens DENN domain-containing protein 2B Proteins 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- DVSDDICSXBCMQJ-UHFFFAOYSA-N diethyl 2-acetylbutanedioate Chemical compound CCOC(=O)CC(C(C)=O)C(=O)OCC DVSDDICSXBCMQJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004069 differentiation Effects 0.000 description 1
- 235000013601 eggs Nutrition 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
- 230000007170 pathology Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 239000002904 solvent Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/12—Target-seeking control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
2. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung eine Multiplizierschaltung (22) mit vier Eingängen (20,28,30,32) enthält, deren erstem Eingang (20) das Ausgangssignal des Schwellwertschalters (18) und deren zweiten Eingang (32) von dem Annäherungssensor (24) ein der Zeitableitung (Ri) des Abstandssignals proportionales Signal zugeführt wird, und deren dritter und vierter Eingang (28, 30) mit dem Ausgang einer von dem Abstandssignal (Ri) beaufschlagten kehrwcrtbildendcn Schaltung (26) verbunden ist, und daß das Ausgangssignal (άι·κ) der Miiltiplizierschaltung (22) am Eingang (14) des Lenkreglers (12) dem Sichlliniendrehgeschwindigkeitssignal (ύή abgeschaltet ist.2. Control device according to claim 1, characterized in that the logic circuit contains a multiplier circuit (22) with four inputs (20,28,30,32), the first input (20) of which the output signal of the threshold switch (18) and the second input ( 32) a signal proportional to the time derivative (Ri) of the distance signal is fed from the proximity sensor (24), and the third and fourth inputs (28, 30) of which are connected to the output of a reversing circuit (26) which is acted upon by the distance signal (Ri) , and that the output signal (άι · κ) of the multiplying circuit (22) at the input (14) of the steering controller (12) the curve speed signal (ύή is switched off.
3. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung einen Entfernungs-Schwellwertschaltcr (56) enthüll, der von dem Abstandssignal (Ri) den Annähertingssensors (54) beaufschlagt ist und bei Unterschreiten eines durch die maximale Querbeschleunigungsfähigkeit des Flugkörpers vorgegebenen Abstandswertes (Rn) ein Umschaltsignal (Y) liefen und daß von dem Umschaltsignal (Y) ein Schalter (40) gesteuert ist, welcher das Sichtliniendrehgeschwindigkeitssignal (ar) von dem Lenkregler (48) ab- und dafür das Signal des Sehielwinkel-Schwellwertschalters (42) aufschaltet, wobei das Signal des Schielwinke|-Schwe|lwertschaIters dem zweifach positiven bzw, negativen Grenzwert der Sichtliniendrehgeschwindigkeit (arc) entspricht, der das maximale Rudersiellmoment zur Folge hat.3. Control device according to claim 1, characterized in that the logic circuit reveals a distance threshold value switch (56) to which the proximity sensor (54) is acted upon by the distance signal (Ri) and when a distance value (Rn ) a switching signal (Y) ran and that a switch (40) is controlled by the switching signal (Y) , which switches off the line-of-sight rotational speed signal (ar) from the steering controller (48) and switches on the signal of the viewing angle threshold value switch (42) instead, whereby the signal of the squint angle | -Schwe | lwertschaIters corresponds to the double positive or negative limit value of the line of sight rotational speed (arc) , which results in the maximum final rudder torque.
Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für Flugkörper nach dem Oberbegriff des Patentan-The invention relates to a control device for missiles according to the preamble of the patent
Ii Spruchs 1.Ii saying 1.
Bei einer bekannten Steuervorrichtung (DE-PS 14 06 578) enthält der Zielsuchkopf einen Kreiselrotor, der ein als Cassegrain-System ausgebildetes optisches System trägt, dessen optische Achse mit der Umlaufen achse des Kreiselrotors zusammenfällt In der Bildebene des optischen Systems ist eine ebenfalls mit dem Kreiselrotor umlaufende Unterbrecherscheibe vorgesehen, die auf einer Hälfte z. B. abwechselnd lichtdurchlässige und lichtundurchlässige Sektoren oder ein Schach-In a known control device (DE-PS 14 06 578) the homing head contains a gyro rotor, which carries an optical system designed as a Cassegrain system, the optical axis of which revolves with the axis of the gyro rotor coincides in the image plane of the optical system is also with the Rotary rotor rotating interrupter disc provided on one half z. B. alternately translucent and opaque sectors or a chess
2> brettmuster und auf der anderen Hälfte ein System von konzentrischen, abwechselnd lichtdurchlässigen und lichtundurchlässigen Ringen aufweist Die durch die Unterbrecherscheibe und ein infrarotdurchlässiges Filter hindurchtretende Strahlung fällt auf einen2> board pattern and on the other half a system of having concentric, alternating translucent and opaque rings die through the Radiation passing through the glass and an infrared-permeable filter falls on you
jo infrarotempfindlichen Empfänger, welcher bei Erfassen eines Ziels außerhalb der optischen Achse des Systems ein moduliertes Wechselstromsignal abgibt. Die Phase des nach Demodulation erhaltenen Wechselstromsignals hängt von der Richtung der Zielablage in bezugjo infrared-sensitive receiver, which when detecting a target off the optical axis of the system emits a modulated AC signal. The phase of the alternating current signal obtained after demodulation depends on the direction of the target deviation
j-, auf die optische Achse des Systems ab, und die Amplitude des Wechselstromsignals hängt von der Größe der Zielablage ab. Der Kreiselrotor ist diagonal magnetisiert und von einer Ringspule umgeben. Auf diese Ringspule wird das entsprechend verstärktej-, on the optical axis of the system, and the The amplitude of the AC signal depends on the size of the target deposit. The gyro rotor is diagonal magnetized and surrounded by a ring coil. This is amplified accordingly on this ring coil
•κι Wechselstromsignal geschaltet, wodurch periodisch mit der Umlauffrequenz Momente auf den radial magnetisierten Kreiselrotor ausgeübt werden und dieser mit der Achse des optischen Systems auf das Ziel präzediert. Hierdurch wird der Kreiselrotor mit seiner Umlauf-• κι alternating current signal switched, whereby periodically with the rotational frequency moments are exerted on the radially magnetized gyro rotor and this with the The axis of the optical system precessed towards the target. As a result, the gyro rotor with its orbital
r. achse und der Achse des optischen Systems ständig dem Ziel nachgeführt.r. axis and the axis of the optical system are constantly tracking the target.
Die hierzu erforderlichen Signale in der Ringspule sind nach den Kreiselgcsetzen proportional der Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie im Raum, derThe signals required for this in the ring coil are proportional to the gyroscopic laws Angular velocity of the line of sight in space, the
M, inertialen Sichtliniendrchgcschwindigkcit. Da bei geradliniger gleichförmiger Bewegung von Flugkörper und Ziel ein Kollisionskurs gesteuert wird, wenn die Sichtlinie vom Flugkörper zum Ziel raumfest bleibt, werden die auf die Ringspulc gegebenen Signale als M, inertial line of sight velocity. Since a collision course is steered when the missile and target move in a straight line, if the line of sight from the missile to the target remains fixed in space, the signals given to the ring spool are as
γ, Sichtlinienänderungssignalc gleichzeitig auf den Lenkregler
des Flugkörpers gegeben, so daß die Kursänderungsgeschwindigkeit des Flugkörpers proportional der
inertialen Sichlliniendrehgcschwindigkcit wird.
Solche Flugkörper werden beispielsweise als l.uft- γ, line of sight change signal c simultaneously given to the steering controller of the missile, so that the course change speed of the missile is proportional to the inertial curve speed of rotation.
Such missiles are used, for example, as aerial
wi Luft-Raketen verwendet, wobei das Ziel von den heißen Gasen der Düsentriebwerke von Flugzeugen gebildet wird.wi used air missiles, taking the target from the hot Aircraft jet engine gases.
Es ist auch bekannt, durch Fühler die Auslenkung der Achse des Krciselrolors gegenüber der Flugkörper-It is also known to measure the deflection of the axis of the Krciselrolors relative to the missile
h"i längsachse abzutasten und den ».Schielwinkel« zu bestimmen. Das so erhaltene Schiclwinkelsignal wird jedoch bei der bekannten .Steuervorrichtung als alleiniges Lenkkommando auf den Lenkregler geschal-h "i the longitudinal axis to be scanned and the" squint angle "closed determine. The so obtained Schiclwinkel signal is, however, in the known .Steuervorrichtung as sole steering command switched to the steering controller
tet, so daß der Schielwinkel auf null geregelt und die Längsachse des Flugkörpers nach dem Ziel ausgerichtet wird. Damit wird aber der Flugkörper in weniger günstiger Weise zum Ziel geführt.tet, so that the squint angle is regulated to zero and the longitudinal axis of the missile aligned with the target will. In this way, however, the missile is guided to the target in a less favorable manner.
Es ist weiterhin durch die DE-OS 19 51 518 eine Steuervorrichtung für Flugkörper mit Zielsucheinrichtung bekannt, bei welcher ein Fühler für den »Schielwinkel« zwischen Flugkörperlängsachse und optischer Achse des Zielsuchkopfs vorgesehen ist sowie ein Schwellwertschalter, über welchen ein von dem Schielwinkel abhängiges Ausgangssignal auf den Lenkregler mifschaltbar ist.It is still one by DE-OS 19 51 518 Control device for missiles with target seeker known, in which a sensor for the "Squint angle" is provided between the missile longitudinal axis and the optical axis of the homing head as well a threshold switch via which an output signal dependent on the squint angle is sent to the steering controller is switchable.
Bei dieser bekannten Anordnung soll verhindert werden, daß bei starken Steuerkommandos die eine große Querbeschleunigung des Flugkörpers und einen entsprechend großen Anstellwinkel verlangen, der Zielsuchkopf nicht an den Anschlag fahren und dadurch das Ziel verlieren kann. Aus diesem Grund wird dann, wenn das Steuerkommando einen vorgegebenen Schwellwert überschreitet und auch der Schielwinkel groß ist, ein Eingriff in die Steuerung vorgenommen in der Form, daß ein vom Schielwinkel abhängige" und rrtit diesem ansteigendes Signal dem Sichtlinienänderungssignal am Eingang des Lenkreglers entgegengeschaltet wird. Damit wird zwar nicht die bei reiner Proportionalnavigation verlangte Querbeschleunigung kommandiert, es wird aber sichergestellt, daß der Zielsuchkopf in hinreichendem Abstand vom Anschlag in seinem Arbeitsbereich bleibt und weiter auf das Ziel ausgerichtet istIn this known arrangement is to be prevented that with strong control commands one large transverse acceleration of the missile and a correspondingly large angle of attack require the Do not move the seeker head to the stop and you can lose the target as a result. For this reason then if the control command exceeds a predetermined threshold value and so does the squint angle is large, an intervention in the control is made in the form that a "and rrtit" dependent on the squint angle this rising signal is switched against the line of sight change signal at the input of the steering controller will. This does not mean that the lateral acceleration required for purely proportional navigation is commanded, but it is ensured that the seeker head is at a sufficient distance from the stop in his Work area remains and continues to focus on the goal
Der Schwellwertschalter spricht somit auf einen Schwellwert des von der Sichtlinienänderungsgeschwindigkeit bestimmten Steuersignals an und schaltet eine Funktion des Schielwinkels als Gegenkommando auf den Eingang des Lenkrcglers.The threshold value switch thus speaks to a threshold value of the rate of change of the line of sight certain control signal and switches a function of the squint angle as a counter command on the input of the steering controller.
Die Trefferablage von Luft-Luft-Flugkörpern, deren Zielsuchköpfe mit infrarotempfindlichen Empfängern, insbesondere InSb-Detektoren, ausgerüstet sind, kann im Nahbereich des Ziels stark beeinträchtigt sein. Es hat sich gezeigt, daß dies auf das Vorhandensein sogenannter »Hot Spots« zurückzuführen ist. »Hot Spots« sind Knotenbereiche im Abgasstrahl von Düsentriebwerken moderner Kampfflugzeuge, die in besonderem Maße Strahlung im Empfindlichkeitsbercich von InSb-Detektoren emittieren. Im Nachbrennerbetrieb kann die Strahlungsstärke in den »Hol Spot*« so hohe Werte annehmen, daß die Hot Spots von dem Zielsuchkopf aufgefaßt und als Scheinziel verfolgt werden. Da solche Hot Spots in einer Entfernung von bis zu 15 m vom Heck des Flugzeugs auftreten können, bedeutet dies selbst bei sonst fehlerfreier Lenkung des Flugkörpers eine große Trefferablage vom eigentlichen Ziel.The hit storage of air-to-air missiles whose homing heads with infrared-sensitive receivers, InSb detectors, in particular, can be severely impaired in the vicinity of the target. It has showed that this is due to the presence of so-called "hot spots". Are “hot spots” Nodal areas in the exhaust jet of jet engines of modern combat aircraft, which are particularly important Emit radiation in the sensitivity range of InSb detectors. In afterburner operation, the Radiation intensity in the "Hol Spot *" can assume such high values that the hot spots of the target seeker head perceived and pursued as a phantom target. Since such hot spots are up to 15 m away from the Tail of the aircraft can occur, this means even with otherwise error-free steering of the missile a large hit list from the actual target.
Aber selbst dann, wenn keine Störung der Zielverfolgung durch Hot Spots eintritt, /. IJ. bei HF-Zielsuchköpfcn, ist es im allgemeinen wünschenswert, den Flugkörper auf einen Punkt zu lenken, der gegenüber den Triebwerken etwas in Richtung der Flugz.euglängsachse nach vorn, z. B. zum Cockpit hin. versetzt ist, wo ein Treffer meist wirkungsvoller ist.But even if there is no disruption of target tracking by hot spots, /. IJ. for HF target seekers, it is generally desirable to direct the missile to a point that is opposite the engines somewhat in the direction of the aircraft longitudinal axis forward, e.g. B. towards the cockpit. offset is where a hit is usually more effective.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Steuervorrichtung der eingangs definierten Art den Flugkörper auf einen Punkt zu steuern eier gegenüber dem von dem Zielsuchkopf verfolgten Punkt in Richtung der Flugzeuglängsachse nach vorn versetzt ist.The invention is based on the object in a control device of the type defined at the outset Missile on one point to steer eggs opposite the point tracked by the homing head is offset forward in the direction of the longitudinal axis of the aircraft.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 aufgeführten Maßnahmen gelöst.According to the invention, this object is achieved by the features listed in the characterizing part of claim 1 Measures resolved.
In dem idealisierten I all geradlinig gleichförmigerIn the idealized I all linearly more uniform
ΙΊΙΊ
Bewegungen von Ziel und Flugkörper wird der Flugkörper so gesteuert, daß die Sichtlinie zum Ziel raumfest bleibt. Die Flugkörperlängsachse wird sich dabei unter einem umso größeren Winkel zur Sichtlinie einstellen, je größer der Winkel zwischen Sichtlinie und Flugzeuggeschwindigkeitsvektor ist. Wenn der Geschwindigkeitsvektor des Zielflugzeuges in Richtung der Sichtlinie verläuft, muß der Flugkörper in Richtung der Siclulinie fliegen und richtet sich mit seiner Längsachse nach dieser und damit nach der Achse des Zielsuchkopfes aus. Der »Schielwinkel« ist dann null. Bewegt sich jedoch das Flugzeug unter einem Winkel quer zur Sichtlinie, so muß sich die Flugkörperlängsachse unter einem solchen Winkel zu der Sichtlinie einstellen, daß sie und damit auch die Bewegungsrichtung des Flugkörpers auf einen in der Bewegungsrichtung des Flugzeuges vor diesem liegenden Punkt gerichtet ist. Ein Vorhaltsignal wird nur erzeugt, wenn der Winkel zwischen Sichtlinie und Fluggeschwindigkeitsvektor,-und damit der Schielwinkel, ein bestimmtes vorgegebenes Maß überschreitet. Dh.- Vorzeichen des Vorhaltsignals wird dabei von dem Vczeichen des Schielwinkels bestimmt.Movements of the target and missile, the missile is controlled in such a way that the line of sight to the target remains fixed in space. The missile longitudinal axis will adjust itself at a greater angle to the line of sight, the greater the angle between the line of sight and the aircraft speed vector. If the speed vector of the target aircraft runs in the direction of the line of sight, the missile must fly in the direction of the line of sight and aligns itself with its longitudinal axis on this and thus on the axis of the seeker head. The "squint angle" is then zero. However, if the aircraft moves at an angle transverse to the line of sight, the missile longitudinal axis must adjust itself at such an angle to the line of sight that it and thus also the direction of movement of the missile is directed to a point in the direction of movement of the aircraft in front of this point. A lead signal is only generated when the angle between the line of sight and the airspeed vector, and thus the squint angle, exceeds a certain predetermined amount. That is, the sign of the lead signal is determined by the sign of the squint angle.
Das Vorhaltsignal ist weiterhin abhängig von der Entfernung zwischen Flugkörper und Zielflugzeug. In großem Abstand des Flugkörpers vom Zielflugzeug ist kein oder praktisch kein Vorhaltsignal erforderlich, da aus großem Abstand gesehen die Winkelgeschwindig keit des Sichtlinienvektors zum Zielfiugzeug und z. B. die des Sichtlinienvektors zu einem »Hot-Spot« praktisch übereinstimmen. Ein Vorhaltsignal wird wirksam bei kleinen Abständen vom Ziel.The lead signal is also dependent on the distance between the missile and the target aircraft. In large distance of the missile from the target aircraft, no or practically no lead signal is required because Seen from a great distance the Winkelgeschwindig speed of the line of sight vector to the target aircraft and z. B. that of the line of sight vector to a "hot spot" practically coincide. A lead signal is effective at small distances from the target.
Durch die DE-AS 19 12 704 ist ein Verfahren zur Eigenlenkung eines nach der Radar-Zielsuchmethode sein Ziel ansteuernden militärischen Flugkörpers beim Einsatz desselben gegen Seezielobjekte bekannt, bei dem die Lenkorgane des Flugkörpers von Radar-Fehlersignalen in Azimut und Elevation verstellbar sind. Um nicht nur die aus dem Wasser herausragenden und von dem Radar erfaßten Teile des Seezielobjekis zu treffen, ist dort vorgesehen, daß aus den Radar-Fehlersignalen in uer Elevationsebene eine Zusatzsteuerspannung gewonnen wird, die die Flugrichtung des Flugkörpers in der Elevationsebene derart beeinflußt, daß der Flugkörper sein Zielobjekt in der Elevationsebene in einem vorgegebenen Abstand unter dem Treffpunkt trifft, der ohne Aufschaltung der Zusatzsteuerspannung getroffen worden wäre. Zweck dieser Maßnahme ist, ein Schiff nicht im Bereich der Deckaufbauten sondern im Bereich der Wasserlinie oder darunter zu treffen. Dem Gegenstand der DEAS 19 12 704 liegt eine ähnliche Aufgabe zugrunde wie der vorliegenden Anmeldung. Es handelt sich jedoch um eine andere Anwendung und auch υ;« -indere Lösungsmittel.DE-AS 19 12 704 describes a method for self-steering one according to the radar target search method military missile heading for its target when it is used against sea targets known at which the steering elements of the missile can be adjusted in azimuth and elevation by radar error signals. Around not only to hit the parts of the sea target object protruding from the water and detected by the radar, it is provided there that an additional control voltage is generated from the radar error signals in the elevation plane is obtained, which influences the flight direction of the missile in the elevation plane in such a way that the missile hits its target object in the elevation plane at a predetermined distance below the point of impact that would have been taken without switching on the additional control voltage. The purpose of this measure is to build a ship not in the area of the deck superstructures but in the area of the waterline or below. To the The subject of DEAS 19 12 704 is based on a similar problem as the present application. It However, it is a different application and also υ; «-indere solvents.
Insbesondere wird bei der Anordnung nach der Erfindung ein Vorh.i'ft in Richtung des — variablen — Flugzeuggcschwindigkeitsvektors vorgegeben und nicht wie bei der bekannten Anordnung nur eine Ablenkung in der Klevationscbeno nach unten.In particular, in the arrangement according to the invention, a Vorh.i'ft in the direction of the - variable - Aircraft speed vector specified and not as in the known arrangement only one Distraction in the Klevationscbeno downwards.
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der UtilerunspruchC;Further refinements of the invention are the subject matter the utility claimC;
Die Erfindung ist nachstehend an zwei Ausführungsbeispiclen unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert.The invention is illustrated below in two exemplary embodiments explained in more detail with reference to the drawings.
Fig. I veranschaulicht die Flugbahn-Geometrie;Figure I illustrates the flight path geometry;
F i g. 2 ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Steuervorrichtung;F i g. Fig. 2 is a block diagram of an embodiment of a control device according to the invention;
F i g. 3 zeigt das Ergebnis einer Simulation derF i g. 3 shows the result of a simulation of FIG
Flugbahnen eines Zielflugzeuges und eines mit einer erfindungsgemäßcn Steuervorrichtung gesteuerten Flugkörpers;Trajectories of a target aircraft and one with a missile controlled according to the invention;
F ig. 4 ist ein Blockschaltbild einer gegenüber der Atisführungsform von F i g. 2 vereinfachten Steuervorrichtung. Fig. Figure 4 is a block diagram of one opposite to that of Figure 4 Implementation form of FIG. 2 simplified control device.
Fs sei angenommen, dall das /u verfolgende Flugzeug /■/fin einem Abstand Λ hinter seinem TricbwcrkiiuslaB in der Verlängerung der Flug/.ciiglängsachsc einen »Hot Spot« //7SA*erzeugt, und daß der Suchkopf des Flugkörpers I'K stall des Flugzeugtriebwerkes diesen I lot Spot verfolgt. Der Flugkörper IK würde dann nach dem Ciesct/ der Proporlionalnavigation so gesteuert, daß einer Änderung des Sichtlinien winkeis ii/'/ii diesem I lot Spot //7'.SViIH Raum entgegengewirkt wird und der Flugkörper in unerwünschter Weise einen Kollisionskurs mit dem I lot Spot HTSP verfolgt. Aus der Flugbahn-Geometrie gemäß I ι g. 1 ergibt sich folgende Beziehung /wischen eiern Sichiiinienwinkci »r zu dem Scheinziel Hol Spot //7'.SViIiKl dem Sichtlinienwinkel α ι zu dem wahren Ziel Flugzeug IV. und zwischen den entsprechenden Sichtlinien Winkelgeschwindigkeiten:Let us assume that the aircraft chasing / ■ / fin a distance Λ behind its tricbwcrkiiuslaB in the extension of the flight / .ciiglängsachsc a "hot spot" // 7SA *, and that the seeker head of the missile I'K stalls Aircraft engine followed this I lot spot. The missile IK would then be controlled according to the Ciesct / proportional navigation so that a change in the line of sight winkeis ii / '/ ii this I lot spot //7'.SViIH space is counteracted and the missile takes an undesirable collision course with the I lot Spot HTSP tracked. From the trajectory geometry according to I ι g. 1 results in the following relationship / wischen eiern Sichiiinienwinkci »r to the decoy target Hol Spot //7'.SViIiKl the line of sight angle α ι to the true target aircraft IV. And angular velocities between the corresponding lines of sight:
Fs istFs is
sinl«,. .>,)sinl «,. .>,)
wobeiwhereby
;■/ der Winkel zwischen dem llugzeuggeschwindigkeitsvektor Vi und der Referenzrichlung W/:7-'untl; ■ / the angle between the aircraft speed vector Vi and the reference direction W /: 7-'untl
Ri der Abstand zwischen Flugkörper IK und Flugzeug //ist. Ri is the distance between the missile IK and the aircraft //.
Durch Differentiation nach der Zeil ergibt sich daraus:Differentiation according to the line results in:
■ :,■:,
R1 cosl·;,. R 1 cosl ·;,.
Ks muß also an dem Lenkregler dem vom Suchkopf gelieferten o/.-Stciiersignal ein Vorhallsignal aiifgcschaltet werden, um nichl nach or sondern ii/ zu regeln und den Flugkörper stall auf den Hot Spot HTSl' auf das Flugzeug zu steuern.So a pre-echo signal must be switched on the steering controller to the o /.- Stciiersignal supplied by the seeker head, in order not to regulate after or but ii / and to steer the missile stall on the hot spot HTS1 ' on the aircraft.
Gleichung (2) läßt sich folgendermaßen vereinfachen:Equation (2) can be simplified as follows:
1. Die Größe1. The size
COS(rTp — .T, >COS (rTp - .T,>
kann näherungsweise gleich eins gesetzt werden. In größerem Abstand von Ziel isl nr im wesentlichen gleich or- Die Winkel unterscheiden sich in nennenswertem Maße erst bei einer solchen Annäherung an das Ziel, daß dann eine Korrektur des Lenkkommandos durch eine Kosinusfunktion der Winkeldifferenz sowieso keine nennenswerte Auswirkung auf die Flugbahn des Flugkörpers FK hai.can be set approximately equal to one. At a greater distance from target isl n r substantially or- equal to the angle differ to any significant extent only when such approach to the target, that then a correction of the steering command by a cosine function of the angle difference anyway no appreciable effect on the flight path of the missile FK shark.
2. Bei üblichen Luft-Luft-Flugkörpern ist einerseits infolge der hohen Verstärkung in der Lenkschleife
(»/■klein. Auch die flugrichtung des Ziels ändert sich relativ langsam, so daß der Term όι·-γι relativ
klein isl. R/, d.h. die Annäherungsgeschwindigkeit
des Flugkörpers an das Flugzeug ist relativ groß, so daß RiIRi groß gegen (>/■-}'; wird und der zweite
Term der Klammer in Gleichung (2) den ersten Term immer dann überwiegt, wenn die Winkeldifferenz
(i/·-)1/ nicht zu klein wird
Der Winkel (>/■-)'/ zwischen der Sichtlinie zum Scheinziel //7".SVund der llugzcuggeschwindigkcit
hünfi. wie eingangs schon erläutert, mit dem
Schielwinkel A zwischen Fliigkörpcrachsc und Zielsuchkopfiichsc zusammen. Fs kann die Sinusfunktion
von or-yi näherungsweise· durch eine
Stufenfunktion des Schielwinkels λ erselzl werden,
die für kleine Schielwinkcl den Wert null hai und oberhalb eines Grenzwinkels λ λ,, einen festen
positiven Wen K und innerhalb eines negativen ν irenzwinkeis -λ,, einen einsprechenden ncgaiivcn
Wert - K annimmt.2. In conventional air-to-air missiles, on the one hand, due to the high gain in the steering loop, (»/ ■ is small. The direction of flight of the target also changes relatively slowly, so that the term όι · -γι is relatively small. R /, ie the approach speed of the missile to the aircraft is relatively high, so that RiIRi becomes large compared to (> / ■ -} '; and the second term in brackets in equation (2) always outweighs the first term if the angular difference (i / · -) 1 / does not get too small
The angle (> / ■ -).. '/ Between the line of sight to decoy //7".SVund the llugzcuggeschwindigkcit hünfi as already explained, with the angle of deviation A between Fliigkörpcrachsc and Zielsuchkopfiichsc together Fs, the sine function can of or-yi approximately · by a step function of the squint angle λ which assumes the value zero for small squint angles and above a critical angle λ λ ,, a fixed positive value K and within a negative ν irenzwinkeis -λ ,, a corresponding ncgaiivcn value - K.
Damit vereinfacht sich Gleichung (2) /ii This simplifies equation (2) / ii
■;, .fr „rk für ; ■ /.,; ■■/ - 'ir ■ ;, .f r „ rk for; ■ /.,; ■■ / - 'i r für / < /.,.for / </.,.
K ' sign (/.(
"ι" K ' sign (/. (
"ι"
Bleibt der Schiclwinkel λ wahrend des gesamten Fluges klein, so handelt es siclv im wesentlichen um einen direkten Nachschuß, so daß die Hol Spots die Lenkung des Flugkörpers nichl störend beeinflussen. Ils wird in diesem Falle kein Korreklursignal »/·». aufgeschallel. Die Aufschaltung eines Korrcklursignals erfolgt bei größeren Schielwinkcln die auftreten, wenn das flugzeug sich quer zur Sichtlinie bewegt.The schiclwinkel λ remains during the whole If flight is small, it is essentially about a direct follow-up shot, so that the haul spots do not interfere with the steering of the missile. Ils in this case there is no correction signal »/ ·». aufgeschallel. A correction signal is activated for larger squint angles that occur when the aircraft moves across the line of sight.
Als wesentliche Größen werden in Gleichung (4) die Annähcrungsgeschwindigkeil Ri und der Absland Ri des Flugkörpers zum Ziel benötigt. Beide Werte werden mit Hilfe eines Annäherungssensors gemessen. Der Absland A zwischen Hol Spot HTSPund Fhigzcugheck wird als konstant vorausgesetzt und definiert zusammen mit der geeignet gewählten Größe K die Verstärkung des Korrckturglicdcs. The approach velocity Ri and the distance Ri of the missile to the target are required as essential parameters in equation (4). Both values are measured with the help of a proximity sensor. The distance A between Hol Spot HTSP and Fhigzcugheck is assumed to be constant and, together with the appropriately selected variable K, defines the gain of the correction.
(!ine Schaltungsanordnung, durch welche eine Korrektur des Steuersignals gemäß Gleichung (3) und (4) erfolgt, isl in F i g. 2 als Blockschaltbild dargestellt.(! ine circuit arrangement through which a correction of the control signal according to equations (3) and (4) is shown in FIG. 2 shown as a block diagram.
Mit 10 ist dn Suchkopf bezeichnet, der beispielsweise nach Art der DF-PS 14 06 578 ausgebildet sein ka..i und ein Signal proportional zu or liefert, der Winkelgeschwindigkeit des Sichllinienvcklors /u dem vom Suchkopf JO verfolgten Zieles, welches im vorliegenden Fall der Hot Spot HTSP isl. Dieses Signal är beaufschlagt den Lenkregler 12. der über ein Stellglied 14 die F'lugkörperbcwcgung in üblicher Weise beeinflußt. Die Flugkörperbewegung und Bahnkinematik ist in F i g. 2 durch das Kästchen 16 symbolisiert. Sie ergibt eine Beeinflussung von Ru Ri und o/·. Das ist die Lenkschlcife eines Flugkörpers bei Proporlionalnavigation. 10 denotes the seeker head, which can be designed, for example, in the manner of DF-PS 14 06 578 and supplies a signal proportional to or , the angular velocity of the Sichllinienvcklors / u the target pursued by the seeker JO, which in the present case is the Hot Spot HTSP isl. This signal ä r acts on the steering controller 12, the affected via an actuator 14, the F'lugkörperbcwcgung in a conventional manner. The missile movement and path kinematics are shown in FIG. 2 symbolized by the box 16. It results in an influence on Ru Ri and o / ·. This is the steering loop of a missile in proportional navigation.
Der Suchkopf 10 weist weiterhin einen Abgriff für den Schielwinkel z. auf. Das von diesem Abgriff gelieferte Signal beaufschlagt einen Schwellwertschalter iS. Der Schweüwenschaiier ίο liefert das Ausgangssignal null für -A(,<z.< +Ä,„ Für Schielwinkel λ>λ(. liefen der Schwellwertschalter 18 ein Signal +A-K. The seeker head 10 also has a tap for the squint angle z. on. The signal supplied by this tap acts on a threshold switch iS. The Schweüwenschaiier ίο supplies the output signal zero for -A ( , <z. < + Ä, " For squint angle λ> λ ( . The threshold switch 18 ran a signal + AK.
für Schielwinkel λ< -λα ist das Ausgangssignal gleich -A ■ K. for squint angle λ < -λα the output signal is equal to -A ■ K.
Das Ausgangssignal des Schwellwertschalters 18 liegt an einem Eingang 20 einer Multiplizierschaltung 22. Ein Annäherungssensor 24 liefert Signale nach Maßgabe des Abstandes Rt zwischen Flugkörper und Zielflugzcug und der Abstandsänderung Rt- Das Abstandssignal Rt lifcg*. an einer kehrwertbildenden Schaltung 26 an. Das ist praktisch ein Quotientenbildner, an dessen Zählereingang ein konstantes Signal »eins« anliegt und dessen Nennereingang das Signal Ri erhalt. Das Ausgangssignal l//?rder Schaltung 26 liegt gleichzeitig an zwei Eingängen 28, 30 der Multiplizierschaltung 22 an. An einem weiteren Eingang .32 der Mullipli/ierschaltung 22 liegt das Signal Ar von dem Annäherungssensor 24. Die Multiplizierschaltung 22 erzeugt ein Signal proportional dem Produkt aller an den vier Eingängen 20, 28, 30 und 32 anliegenden Signale, und dieses Signal wird als Vorhaltsignal am hingang des Lenkregler1- \i dem Sichtliniendrehgeschwindigkeitssignal r>/> aiifge· schaltet.The output signal of the threshold switch 18 is at an input 20 of a multiplier circuit 22. A proximity sensor 24 supplies signals in accordance with the distance Rt between the missile and the target aircraft and the change in distance Rt- The distance signal Rt lifcg *. at a reciprocal circuit 26. This is practically a quotient generator, at whose counter input there is a constant signal "one" and whose denominator input receives the signal Ri . The output signal I // r of the circuit 26 is applied to two inputs 28, 30 of the multiplier circuit 22 at the same time. At a further input 32 of the Mulliplier circuit 22 is the signal Ar from the proximity sensor 24. The multiplier circuit 22 generates a signal proportional to the product of all signals present at the four inputs 20, 28, 30 and 32, and this signal is used as a lead signal on the basis of the steering controller 1 - \ i the line of sight rotational speed signal r>/> aiifge · switched.
Wenn der Schielwinkel zwischen -/.,, und +A1, liegt, ist das Signal am Eingang 20 null, und dementsprechend ist auch das Ausgangssigmil der Multiplizierschaltung 22 null. Die Lenkung des Flugkörpers FK erfolgt in üblicher Weise nach dem Gesetz der Proportionalnavigation auf den Hot Spot hin. der aber vom Flugkörper aus gesehen im wesentlichen fluchtend mit dem eigentlichen Ziel liegt, so daß der Flugkörper schließlich auch das Ziel trifft. Wird der Schielwinkel λ größer als + Kc, oder kleiner als -'/., . so liefert die Multiplizierschaltung ein Vorhaltsignal άρκ gemäß Gleichung (4). welches dem Signal or in Libereinstimmung mit Gleichung (3) bei 34 aufgeschaltet wird.If the squint angle between -. / ,, and A + 1 is located, the signal at the input 20 is zero, and accordingly is also the Ausgangssigmil of the multiplier 22 is zero. The missile FK is steered in the usual way according to the law of proportional navigation towards the hot spot. but which, viewed from the missile, is essentially in alignment with the actual target, so that the missile ultimately also hits the target. If the squint angle λ is greater than + Kc, or less than - '/.,. so the multiplier circuit delivers a lead signal άρκ according to equation (4). which is applied to the signal or in accordance with equation (3) at 34.
F i g. 3 zeigt das Ergebnis einer Simulation des beschriebenen Korrektlirverfahrens. Es handelt sich dabei um einen Zielanflug eines realistischen Luft-Luft-Flugkörpers. auf ein niehtmanövrierendes Ziel mit folgenden Anfangsbedingungen:F i g. 3 shows the result of a simulation of the correction method described. It is about with a target approach of a realistic air-to-air missile. to a non-maneuvering target with the following initial conditions:
( — 0 I ι, = 300 m see Abschußgeschwindigkeit
des Flugkörper*.
V1 - 3tK) m see Geschwindigkeit des(- 0 I ι, = 300 m see launch speed of the missile *.
V 1 - 3tK) m see speed of the
Zieles.Target.
,τ ρ, = 60 Angriffswinkel., τ ρ, = 60 angle of attack.
Rrn = 800 m Abschußentfernung.R rn = 800 m firing distance.
Nach einer Flugzeit von 3.26 Sekunden hat sich die in F i g. 3 dargestellte Flugbahngeometrie eingestellt. Bis zu diesem Zeitpunkt flog der Flugkörper nach der reinen Proporiionalnavigation und verringerte seinen Abstand zum Ziel bis auf 130 m. Dieser Flugzustand ist Ausgangspunkt für den Zielanflug mit und ohne Korrektur. Die gestrichelte Linie stellt die Flugbahn des Flugkörpers ohne Korrektur dar. Die Querverbindung zwischen Flugkörper- und Zielbahn sind die Sichtlinien zwischen Flugkörper-Suchkopf und Hot Spot in Zeitintervallen von 0.05 Sekunden. Nach 3.6 Sekunden fliegt der Flugkörper mit einer Ablage von ca. 0,2 m an dem Hot Spot HTSP vorbei. Geht man davon aus, daß die zulässige Trefferablage 10 m beträgt, was durch den gestrichelten Kreis dargestellt ist, so erfüllt der Flugkörper die Trefferbedingung gerade nicht mehr. After a flight time of 3.26 seconds, the in F i g. 3 set trajectory geometry shown. Up to this point in time, the missile was flying according to purely proportional navigation and reduced its distance to the target to 130 m. This flight condition is the starting point for the target approach with and without correction. The dashed line represents the flight path of the missile without correction. The cross connection between the missile and target path are the lines of sight between the missile seeker head and the hot spot at time intervals of 0.05 seconds. After 3.6 seconds, the missile flies past the HTSP hot spot with a deposit of approx. 0.2 m. If one assumes that the permissible hit deposition is 10 m, which is shown by the dashed circle, then the missile just no longer fulfills the hit condition.
Mit der beschriebenen Korrektur fliegt der Flugkörper längs der ausgezogenen Flugbahn. Der Flugkörper kreuzt die Flugbahn 10 m vor dem Hot Spot und trifft somit genau das Ziel. Die Trefferbedingung in diesem Augenblick ist durch den ausgezogen gezeichneten Kreis dargestellt. With the correction described, the missile flies along the extended flight path. The missile crosses the trajectory 10 m in front of the hot spot and thus hits the target exactly. The hit condition at this moment is shown by the solid circle.
Die Steuervorrichtung kann weiter vereinfacht werden, wenn man dafür sorgt, daß die Annäherungsgeschwindigkeit Rr einen bestimmten Minimalwert Rrmm nicht unterschreitet, der durchThe controller can be further simplified when it is ensured that the approach speed Rr does not fall below a certain minimum value Rrmm, by
A K R 2 '< rc. AK R 2 '< rc.
(5)(5)
definiert wird.is defined.
In dieser Ungleichung bedeutet <ij>(. den GrenzwertIn this inequality, <ij> ( . Means the limit
r> der Sichtliniendrehgeschwindigkeit. der das maximale Ruderstellmoment des Flugkörpers zur Folge hat. Der Lenkregler erhält ein der Sichtliniendrehgeschwindigkeit ο/· proportionales Signal und bewirkt ein der Änderung der Sichtiinie entgegenwirkende·» RuüeiVieii-r> the line of sight turning speed. of the maximum Rudder torque of the missile. The steering controller receives one of the line of sight turning speed ο / · proportional signal and causes one of the Change of the line of sight counteracting · »RuüeiVieii-
."i moment, das seinerseits der Sichtliniendrehgeschwindigkeit proportional ist. Dem konstruktiv bedingten maximalen Ruderstellmoment entspricht ein bestimmter Grenzwert on; der Sichtliniendrehgeschwindigkeit. Rh; ist ein Grenzwert des Abstandes vom Ziel, der. "i moment, which in turn is proportional to the speed of rotation of the line of sight. The design-related maximum rudder adjustment torque corresponds to a certain limit value on; the speed of rotation of the line of sight. Rh; is a limit value for the distance from the target, the
. ·. dadurch bestimmt ist, daß bei der konstruktiv bedingten maximal möglichen Querbeschleunigung des Flugkörpers aus diesem Abstand heraus ein vorgegebener optimaler Vorhalt des Flugkörpers erreichbar ist.. ·. is determined by the fact that the design-related maximum possible transverse acceleration of the missile from this distance is a predetermined one optimal lead of the missile can be achieved.
Bei Erfüllung der in Gleichung (5) angegebenenWhen the given in equation (5) is met
ν Bedingung kann zunächst eine Lenkung des Flugkörpers in üblicher Weise nach dem Gesetz der Proportionalnavigation erfolgen bis der Abstand Rn, vom Ziel erreicht ist. In diesem Abstand wird die Lenkschleife aufgebrochen und auf den Lenkregler das ν condition, the missile can first be steered in the usual way according to the law of proportional navigation until the distance Rn from the target is reached. At this distance, the steering loop is broken and the steering controller is activated
i. Lenkkommando nn, aufgeschaltet, das maximale Querbeschleunigung des Flugkörpers bewirkt. Dieses Lenkkommando η pe, erzeugt dann, wegen der entsprechenden Wahl des Abstandes Rn; den gewünschten Vorhalt gegenüber dem durch die zuletzt erhaltene lip-lnforma-i. Steering command n n , activated, which effects the maximum lateral acceleration of the missile. This steering command η pe, then, because of the appropriate choice of the distance Rn; the desired reserve against the lip information received last
ι" tion bestimmten Kurs.ι "tion specific course.
Diese Aufschaltung erfolgt jedoch, wie bei der Sipuervorrichtune von F i B. 2. nur dann, wenn der Schielwinkel vorgegebene Grenzwerte ±/.,. überschreitet. Die dem Lenkregler zugeführten Signa'e sindHowever, as with the Sipuervorrichtune from F i B. 2. only if the squint angle has given limit values ± /.,. exceeds. The signals supplied to the steering controller are
i" danni "then
<T7 — .Tp für<T 7 - .T p for
und RT < RTC, oder RT > RT(, and R T <R TC , or R T > R T ( ,
π j = nrG sign!/.) für >. > >.o und R1 < R,,, π j = n rG sign! /.) for >. >>. o and R 1 <R ,,,
Eine nach diesem Prinzip arbeitende Steuervorrichtung ist in F i g. 4 schematisch als Blockdiagramm dargestelltA control device operating according to this principle is shown in FIG. 4 schematically as a block diagram shown
In F i g. 4 ist mit 36 ein Suchkopf bezeichnet, der ein Signal öp proportional der Sichtliniendrehgeschwindigkeit opin sowie ein Signal proportional dem Schielwinkel λ liefert. Das erstere Signal liegt an einem festen Kontakt 38 eines Umschalters 40 (der hier als mechanischer Umschalter dargestellt ist aber von einem elektronischen Bauteil gebildet werden kann). Das Schielwinkelsignal liegt an einem Schwellwertschalter 42 an, der bei einem Schielwinkel In Fig. 4, a seeker head is designated by 36, which supplies a signal öp proportional to the speed of rotation of the line of sight opinion and a signal proportional to the squint angle λ. The first signal is applied to a fixed contact 38 of a changeover switch 40 (which is shown here as a mechanical changeover switch but can be formed by an electronic component). The squint angle signal is applied to a threshold value switch 42 which, at a squint angle
- r-c, < '■ < + >-G
ein Ausgangssignal null, bei einem Schielwinkel λ>λα - rc, <'■ < +> -G
an output signal zero at a squint angle λ> λα
ein Ausgungssignal +2On; und bei einem Schielwinkel λ<-Ar; ein Ausgangssignal -2 (in; liefert. Dieses Ausgangssignal liegt an einem zweiten festen Kontakt 44 des Umschalters 40 an. Der bewegliche Kontakt 46 des Umschalters 40 (oder sein elektronisches Äquivalent) ist mit dem Lenkregler 48 verbunden.an output signal + 2On; and at a squint angle λ <-Ar; an output signal -2 (in; supplies. This output signal is applied to a second fixed contact 44 of the changeover switch 40. The movable contact 46 of the changeover switch 40 (or its electronic equivalent) is connected to the steering controller 48.
Der Lenkregler 48 beeinflußt über ein Stellglied 50 die Flugkörper'tewegung, wobei die Flugkörperbewegung und Bahnkiliematik wieder durch ein Kästchen 52 symbolisiert ist. Die Sichtliniendrehgeschwindigkeit or,„ wird von dem Suchkopf 36 gemessen und in ein entsprechendes Signal op umgesetzt, womit die normale Lenkschleife geschlossen ist.The steering controller 48 influences the movement of the missile via an actuator 50, the movement of the missile and the pathology being symbolized again by a box 52. The line of sight rotation speed or " is measured by the seeker head 36 and converted into a corresponding signal op, with which the normal steering loop is closed.
Der Abstand Rr des Flugkörpers vom Ziel wird mittels eines Annäherungssensors 54 erfaßt, und ein entsprechendes Signal beaufschlagt einen Schwellwertschalter 56. Der Schwellwertschalter 56 liefert ein Ausgangssignal Y - 0 für Rr> Rh; und ein Ausgangssignal K= Δ für RT<Rri;- Das L-Signal am Ausgang des Schwellwertschalters 56 legt den Umschalter 40 aus der gezeichneten Stellung, in welcher der Kontakt 38 mit dem Eingang des Lenkreglers 48 verbunden ist, um in die andere Stellung, wo über den Kontakt 44 der Ausgang des Schwellwertschalters 42 auf den Lenkregler 48 geschaltet ist.The distance Rr of the missile from the target is detected by means of a proximity sensor 54, and a corresponding signal is applied to a threshold switch 56. The threshold switch 56 supplies an output signal Y- 0 for Rr>Rh; and an output signal K = Δ for R T <Rri; - The L signal at the output of the threshold switch 56 moves the changeover switch 40 from the position shown, in which the contact 38 is connected to the input of the steering controller 48, to the other position , where the output of the threshold switch 42 is switched to the steering controller 48 via the contact 44.
Wenn also der Abstand Rt kleiner als der Grenzwert Rn, wird, dann wird der Schalter 40 umgelegt und der (»/•-Ausgang des Suchkopfes von dem Lenkregler 48 abgeschaltet. Stattdessen erhält der Lenkregler 48 das Ausgangssignal 2 dpa, wenn λ>λ(; ist bzw. -2(ipC„ wenn λ<λ<·; ist. Der Lenkregler 48 kommandiert dann auf jeden Fall die maximal mögliche Querbeschleunigung des Flugkörpers, und zwar mit dem durch das Vorzeichen des Schielwinkels entsprechenden Vorzeichen. Rtc war so gewählt worden, daß sich damit der gewünschte Vorhalt ergibt.If the distance Rt is smaller than the limit value Rn, then the switch 40 is thrown and the (»/ • output of the seeker head is switched off by the steering controller 48. Instead, the steering controller 48 receives the output signal 2 dpa if λ> λ ( ; is or -2 (ip C " if λ <λ <·; is. The steering controller 48 then commands the maximum possible transverse acceleration of the missile in any case, with the sign corresponding to the sign of the squint angle. Rtc was selected in this way been that this results in the desired lead.
Die beschriebene Anordnung wurde anhand der Steuerung eines Flugkörpers auf einen Punkt vor einem »Hot Spot« erläutert. Die Steuerung kann jedoch in gleicher Weise verwendet werden, um den Flugkörper auf einen Punkt zu lenken, der sonstwie vor dem vom Suchkopf erfaßten Punkt liegt. Wenn der Suchkopf z. B. ein am Heck des Flugzeuges angeordnetes Düsentriebwerk erlabt, dann ist es im allgemeinen günstiger, den Flugkörper auf einen um einen bestimmten Betrag vor diesem Triebwerk liegenden Punkt zu lenken, weil dort ein Treffer wirkungsvoller ist.The arrangement described was based on the control of a missile to a point in front of a "Hot Spot" explained. However, the controls can be used in the same way to control the missile to steer to a point which is otherwise in front of the point detected by the seeker head. When the seeker head z. B. If a jet engine arranged at the tail of the aircraft is approved, then it is generally cheaper to use the To direct missile to a point lying in front of this engine by a certain amount, because there a hit is more effective.
4 liliiti Zui4 liliiti Zui
Claims (1)
einen Fühler für den »Schielwinkel« zwischen Flugkörperlängsachse und optischer Achse des Zielsuchkopfes undMeans for generating a line of sight change signal which is proportional to the rate of change in space of the line of sight running from the target seeker head to the target, a steering controller acted upon by the line of sight change signal,
a sensor for the "squint angle" between the missile's longitudinal axis and the optical axis of the homing head and
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2830502A DE2830502C3 (en) | 1978-07-12 | 1978-07-12 | Missile control device |
FR7905419A FR2431149A1 (en) | 1978-07-12 | 1979-02-21 | CONTROL UNIT FOR FLYING MACHINES |
GB7911394A GB2025660B (en) | 1978-07-12 | 1979-04-02 | Missile steering apparatus |
US06/051,672 US4288050A (en) | 1978-07-12 | 1979-06-25 | Steering device for missiles |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2830502A DE2830502C3 (en) | 1978-07-12 | 1978-07-12 | Missile control device |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2830502A1 DE2830502A1 (en) | 1980-01-31 |
DE2830502B2 DE2830502B2 (en) | 1981-01-15 |
DE2830502C3 true DE2830502C3 (en) | 1981-10-08 |
Family
ID=6044109
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2830502A Expired DE2830502C3 (en) | 1978-07-12 | 1978-07-12 | Missile control device |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4288050A (en) |
DE (1) | DE2830502C3 (en) |
FR (1) | FR2431149A1 (en) |
GB (1) | GB2025660B (en) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3048272C2 (en) * | 1980-12-20 | 1983-03-24 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Guidance method for ammunition |
DE3048271C2 (en) * | 1980-12-20 | 1983-04-14 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Seeker head for ammunition |
GB8129316D0 (en) * | 1981-09-29 | 2006-07-05 | British Aerospace | Improvements in or relating to guidance systems |
SE430102B (en) * | 1981-10-08 | 1983-10-17 | Saab Scania Ab | SET AND DEVICE FOR CONTROL OF AN AERODYNAMIC BODY WITH HANDLESS MOLD SUGAR |
US4541591A (en) * | 1983-04-01 | 1985-09-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Guidance law to improve the accuracy of tactical missiles |
US4872051A (en) * | 1987-10-01 | 1989-10-03 | Environmental Research Institute Of Michigan | Collision avoidance alarm system |
DE3918701A1 (en) * | 1989-06-08 | 1990-12-13 | Diehl Gmbh & Co | METHOD FOR IMPROVING THE ACCURACY OF A PROGRAMMED FLYING BODY |
GB9310865D0 (en) * | 1992-06-29 | 1995-11-22 | Deutsche Aerospace | Method for the independent control of a guidable flying body provided with a warhead and arrangement for the performance of the method |
DE4331259C1 (en) * | 1993-09-15 | 2003-07-10 | Bodenseewerk Geraetetech | Seeker for guided missile has electro-optical seeker mounted in Cardan frame with actuators to align seeker onto target |
FR2745785B1 (en) * | 1996-03-07 | 1998-04-30 | Aerospatiale | METHOD AND DEVICE FOR GUIDING A FLYING BODY TOWARDS A TARGET |
DE19939935A1 (en) * | 1999-08-23 | 2001-03-01 | Bodenseewerk Geraetetech | Procedure for determining the relative movement between missile and target |
US7066427B2 (en) * | 2004-02-26 | 2006-06-27 | Chang Industry, Inc. | Active protection device and associated apparatus, system, and method |
US7104496B2 (en) * | 2004-02-26 | 2006-09-12 | Chang Industry, Inc. | Active protection device and associated apparatus, system, and method |
RU2766639C1 (en) * | 2020-10-07 | 2022-03-15 | Юрий Иосифович Полевой | Method of controlling unmanned submarine and device for implementation thereof |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3001186A (en) * | 1951-08-17 | 1961-09-19 | Otto J Baltzer | Missile guidance system |
US3081050A (en) * | 1954-04-27 | 1963-03-12 | Bendix Corp | Seeker system |
US2992423A (en) * | 1954-05-03 | 1961-07-11 | Hughes Aircraft Co | Rocket launch control systems |
US3064924A (en) * | 1956-02-27 | 1962-11-20 | North American Aviation Inc | Infrared terminal guidance tracking system |
US3133188A (en) * | 1957-09-27 | 1964-05-12 | Westinghouse Electric Corp | Infrared missile fire control system |
DE1174655B (en) * | 1961-02-18 | 1964-07-23 | Messerschmitt Ag | Process for guiding a carrier of projectiles on the locus of ballistic shooting positions and equipment for carrying out the process |
US3171612A (en) * | 1961-10-06 | 1965-03-02 | Massachusetts Inst Technology | Satellite attitude control mechanism and method |
DE1951518C3 (en) * | 1969-10-13 | 1978-08-24 | Bodenseewerk Geraetetechnik Gmbh, 7770 Ueberlingen | Control device for missiles with homing device |
FR2138484B1 (en) * | 1971-05-27 | 1973-05-25 | Equip Navig Aerienne Fse |
-
1978
- 1978-07-12 DE DE2830502A patent/DE2830502C3/en not_active Expired
-
1979
- 1979-02-21 FR FR7905419A patent/FR2431149A1/en active Granted
- 1979-04-02 GB GB7911394A patent/GB2025660B/en not_active Expired
- 1979-06-25 US US06/051,672 patent/US4288050A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2025660B (en) | 1982-09-29 |
FR2431149A1 (en) | 1980-02-08 |
FR2431149B1 (en) | 1984-05-04 |
DE2830502A1 (en) | 1980-01-31 |
DE2830502B2 (en) | 1981-01-15 |
US4288050A (en) | 1981-09-08 |
GB2025660A (en) | 1980-01-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2830502C3 (en) | Missile control device | |
DE3024908C2 (en) | Target search system for a missile executing a roll motion | |
DE2648873C2 (en) | ||
DE4416211C2 (en) | Method and device for missile trajectory correction | |
DE69721876T2 (en) | Air-to-air missile guidance system | |
DE3120447A1 (en) | STEERING SYSTEM FOR SPIN-STABILIZED BULLETS | |
EP0924490B1 (en) | Seeker head for target tracking missile | |
EP3220094A1 (en) | Method for controlling a missile towards an airborne target | |
DE2947492C2 (en) | Guidance methods for missiles | |
DE3424775A1 (en) | SCANNER FOR A CANNON LAUNCHED PROJECTILE | |
EP0446413A1 (en) | Projectile with a bow affixed IR seeker | |
DE3442598C2 (en) | Guidance system for missiles | |
DE1456163C1 (en) | Remote control system for the continuous guidance of a missile | |
EP0815464A2 (en) | Device for seeking, discovering and tracking air targets | |
DE2915123C1 (en) | Point defense system for naval vessel, has track-while-scan pulse radar that provides navigational/tracking information of targets e.g. aircraft or missile which is to be destroyed | |
DE2836292A1 (en) | METHOD FOR ANGLE MEASUREMENT WITH A FOLLOWING RADAR | |
DE2325355B2 (en) | Method for targeting a missile | |
DE3435634C2 (en) | ||
DE2126690A1 (en) | Method and device for the self-guidance of underwater projectiles | |
DE3609774C2 (en) | ||
DE2650139A1 (en) | Projectile trajectory corrector polarisation system - has sensor for synchronised rotating polarisation reflector on projectile | |
DE10028746A1 (en) | Method and device for determining the ignition delay time for target-guided guided missiles | |
DE2827056A1 (en) | ARRANGEMENT FOR A CARRIER STEERING SYSTEM | |
DE2918858C2 (en) | Arrangement for targeting a seeker head | |
DE4327186C2 (en) | Device for the final phase control of barrel-fired ammunition |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OAP | Request for examination filed | ||
OD | Request for examination | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |